FR2820737A1 - Procede de fabrication d'un composite carbone/carbure de silicium - Google Patents
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Abstract
Un procédé de fabrication d'un composite carbone/ carbure de silicium comprenant la carbonisation, le traitement thermique, l'infiltration et la formation d'une couche anti-oxydation sur la surface prévoit les étapes de : 1) durcissement d'une préforme carbone/ phénolique empilée; 2) carbonisation et traitement thermique de la préforme jusqu'à ce que la température atteigne 2300degreC; 3) infiltration et frittage du silicium métallique liquide dans la température entre 1400degreC et 1800degreC; et 4) admission d'un composé comprenant du SiO2 en phase gazeuse et traitement thermique tout en formant une couche anti-oxydation sur la surface dans la plage de 2000degreC à 2700degreC (de manière souhaitable dans la plage au-dessus de 2300degreC et de manière encore plus souhaitable, à la température proche de 2500degreC). Ici, la carbonisation, le traitement thermique et le traitement à très haute température peuvent être réalisés en même temps à l'étape 2) et l'étape 4) peut ne pas être réalisée.
Description
fabriquer des produits d'isolation thermique eVou acoustique.
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La présente invention se rapporte à un procédé de fabrication d'une matière composite carbone/carbure de silicLum utilisée comme composant à résistance thermique et anti-oxydation, et se rapporte plus en détail au procédé de traitement thermique et d' infiltration nécessaire pour le
procédé de fabrication.
Un moteur-fusée utilisant du carburant solide et liquide nécessite que la matière ait des propriétés physiques élevées sur le plan chimique et mécanique. Cette matière a de nombreux avantages qui améliorent la fonction du moteur-fusée et réduit le poids. Et afin d'améliorer la fonction anti-oxydation du composite carbone/carbone couramment utilisé comme matière de structure thermique, une couche anti-oxydation est formoe sur la surface de la matière ou bien un renfort et une matrice sont remplacés
par la matière renforcce dans la fonction anti-oxydation.
Ce composite carbone/carbone amélioré tel que décrit ci-
dessus est appelé " carbone-carbone avancé " ou " carbone-
carbone renforcé ", et il est appliqué à la conception et à la fabrication des composants dans la structure à résistance thermique. Cette matière est habituellement utilisée dans des composants d'avion supersonique et de section de propulsion liquide, et depuis les années 90, une nouvelle matière et un nouveau procédé sont développés et utilisés comme composants internes de la section de propulsion solide. Dans l'environnement de combustion de la section de propulsion solide à haute température (3000 K) et haute pression (102,75 105 Pa), le procédé qui augmente l'anti-oxydation de l'intérieur de la matière est utilisé comme procédé de revêtement anti-oxydation des composants de résistance thermique du fait que la rupLure brutale et rapide près de la barrière de couche anti-oxydation et de la couche de matrice (spécialement près du col de tuyère) entraîne la génération d'une ablation hétérogène. Plus
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spécialement, le but du développement de matière est décidé sur la manière d'apporter une valeur élevoe et de protéger l'écosystème, et le développement d'un composite contenant
de la céramique, qui peut abaisser la pollution, est accru.
Le carture, le borure, le nitrure, l'oxyde, le siliciure et environ 80 autres composés sont connus comme composé
chimique résistant au feu renforcé de fibre de carbone.
Dans le développement de ces matières, l'affinité physique et chimique des facteurs respectifs, l' interaction entre les phases, et l'effet par réaction chimique et de diffusion doivent être considérés, du fait que les trois effets décrits ci-dessus s'appliquent comme un facteur important dans le processus de fonctionnement à haute température et dans les circonstances d' application rcelles. La caractéristique physique du composé est décidée par les deux premiers facteurs, et le dernier décide de la condition de traitement et de la température maximum que la matière peut endurer. A une température élevée, le carbone et la matière réfractaires forment un eutectoïde, bien que le point de sublimation du carbone soit d' environ 3000 C, lorsqu'il devient un composé tel que du carbure, du borure, du nitrure, de l'oxyde, le point de fusion est abaissé progressivement jusqu'à environ 1000 C. Le composé carbure est utilisé comme matière de composé à ultra haute température du fait qu'il a un point de fusion élevé et peut conserver ses propriétés mécaniques pendant une longue
durce à haute température parmi ces composants.
L' ablation chimique du composite carbone/carbone commence avec la réaction d'oxydation d'un pore d' air à l'intérieur de la matière et du carbone activé, qui s'accompagne d'une diminution des propriétés mécaniques de la matière du fait de la combustion de la fibre de carbone elle-même. La raison principale de l' ablation du composite carbone/carbone est la réaction d'oxydation réalisée dans
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le pore d' air à l'intérieur de la matière dans un environnement d' air (pression de 1013,25 à 101325 Pa), par conséquent, l' augmentation de la résistance à l'oxydation a été considérée comme significative dans le processus de développement du composite à base de carbone. Habituellement, deux procédés d'augnentation de la résistance à l'oxydation sont considérés. Le premier procédé consiste à limiter la réaction d'oxydation en
formant une couche SiC sur le composite carbone/carbone.
Toutefois, lorsque la température est accrue, la réaction d'oxydation entre le carbone et l'oxyde atteint la limite de la couche déposée, puis la couche subit une ablation rapide. L' ablation de la couche déposée est également provoquée par la différence de coefficient de dilatation
thermique entre la couche de matrice et la couche déposée.
Et les composants d'un avion supersonique vieillissent mécaniquement par impact avec du gravier, du sable et de la grêle etc. Le deuxième procédé consiste à ajuster un composé carbure, c'est-à-dire un composé réfractaire sur la matière afin d' augmenter la résistance mécanique, la rigidité, la réaistance aux chacs thermiques, et la résistance à l'oxydation de la matière de composé de fibre de carbone. Un procédé d' infiltration en phase gazeuse et un procédé d' infiltration en phase liquide sont utilisés et, habituellement, le procédé d' infiltration en phase gazeuse est utilisé commercialement et des composants utilisant ce procédé sont fabriqués. Toutefois, cela implique des coûts d'investissement très élevés et la durée
de fabrication prend plus de cinq mois.
D'autre part, un produit fritté utilisant du silicium métallique est prévu dans le brevet US numéro 4 238 433, mais ce procédé présente des difficultés dans l'utilisation d'une préforme complexe et est habituellement
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utilisé comme préforme en poudre et forme géométrique à 2 dlmenslons. De même, un composé carbure de silicium/carbone graphite à haute densité et un procédé de fabrication de celui-ci sont décrits dans le brevet US numéro 5 422 322, le procèdé consistant à combiner le carbone et une matière minérale en forme de poudre avec un solvant. Ce procédé augmente la teneur en SiC à l'intérieur alors qu'il augmente la teneur en carbone sur la surface, et est utilisé pour des composants de joint mécanique qui nécessitent une capacité de lutrification et pour des paliers. Toutefois, dans la fabrication d'une grande structure, le processus de combinaison est très complexe et il est difficile d' observer la consommation de composés à une certaine vitesse. De plus, du fait de la faible résistance au chac thermique de la préforme en poudre, elle
ne peut être utilisée avec une charge thermique élevée.
Une préforme à 3 dimensions basée sur la préforme carbone/phénolique ayant des avantages économiques n'a pas été utilisée du fait qu'il est difficile d'aguster la condition de carbonisation et la condition de traitement thermique à haute température, et dans le processus d' infiltration du silicium métallique, le produit carbonisé est endommagé, de sorte que les propriétés thermiques et structurelles deviennent pires. Elle n'est par conséquent pas appliquée à la production de composants pour une
structure thermique.
Par conséquent, un but de la présente invention est de procurer un procédé pour la fabrication d'un composite carbone/carbure de silicium grâce à un procédé à un seul cycle de traitement comprenant une carbonisation, un traitement thermique, une infiltration et la formation de la couche anti-oxydation sur la surface au contraire de
l'art conventionnel.
#-) s 2820737 Afin d'aLteindre le but de la prAsente invention, on pr6voit les tapes de 1) durcisement de la prtorme carbone/pbAnclgue empile; 2) carbonisation de la rAsine pbAnolique et {raiLemEnE thermique de celle-ci, alor que la temprature est augmente en dessous de 2300 C; 3) infiltration et friLtage du silicium mAtalligue liquide dans la tempArature entre 1400 C et 1800 C; et 4) admission du COmpOG comprenant du SiO, afin d'avoir une phase gazeuGe dans la plage de temp6rature de 2000 C 2700 C (de mani@re souhaitable, la tempArature dApassant 2300 C et de mani@re encore plus souhaitable, la tempArature proche de 2500 C) et un traitement tr@s baute tempArature afin de former la couche anti- oxydation sur la suface du COmpOG. Ici, la prAforme pbAnolique put Atre fabrique en utiliGant un procAdA parmi les procAd6s de moulage la presse, de compreGGion interne et externe d'enroulement de bande, de bobinage de filament, fabrication d'une prforme en 3D en cousant la toile en 2D avec une fibre thermiguement rsistante, et un procdA d'enroulement en dAveloppante. Et la fibre thermiquement rdsistante utilise dans le procd de couture ci-dessus peut utiliser une fibre de carbone, une fibre de quartz, une fibre de silice
ou un fil de tungGtne.
De mme, la carboniGation, le traiement thermique et le traitement tempArature tr@s Aleve peuvent Ate rdaliGs en une fois dans la deuxiAme tape,
et la quatriAme tape peut ne pas Atre rdalise.
t dans le proceGGus de fabrication dcrit ci deGGus, il est souhaitable de raliGer un paGGage de refoulement du gaz de diGGolution en pergant la pice de test durcie dans la deuxime Atape, et il est encore plus souhaitable gue le passage de refoulement soit fabriqu en perforant des trou) ayant un diamAtre de 0,5 1,5 mm avec
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un intervalle de 5 à 20 mm dans le cas d'un produit durci rectangulaire ou d'un produit ayant une forme cylindrique
avec un espace vide à l'intérieur.
De même, il est souhaitable que, dans le deuxième processus de carbonisation et de traitement thermique, de la poudre de graphite et de coke soit placée dans une boîte en graphite avec un trou et entoure la surface de la pièce d'essai avec une épaisseur de 1,5 fois la pièce d'essai de façon à libérer les gaz de résction en douceur et empêcher
l'oxydation dans la préforme.
Il est également souhaitable que le silicium métallique avec une pureté élevée de 98 à 99,9 % soit utilisé lorsque le frittage est réalisé avec le poids de
à 130 % comparé à celui du produit carbonisé.
Il est également souhaitable que l'étape de revêtement de la pièce d'essai avec le composé de nitrure de bore (BN) se composant de BN au taux de 70 à 80%, d'acétone au taux de 10 à 20 % et de 0 à 10 % d'eau soit incluse une fois que la troisième étape est réalisée afin de rébuire la difficulté du deuxième traitement nécessaire
après le frittage.
D'une manière générale, la matière composite utilisée à la température très élevée doit avoir les
caractéristiques suivantes.
1. La fibre utilisoe comme renfort doit être aussi résistante que possible, ses propriétés mécaniques doivent être maintenues jusqu'à la température de 2100 C, et le taux de dilatation de la longueur de fibre lorsque la température augmente doit être faible. De plus, les propriétés mécaniques de la fibre doivent être
difficilement modifiées.
2. La matrice doit avoir des propriétés thermiques et mécaniques dans un environnement à haute température, doit protéger la fibre de l'environnement
d'oxydation et maintenir la dureté de la fibre.
3. La capacité de liaison des limites de matrice et du renfort doit être agustée de façon à maximiser les propriétés mécaniques de renfort. Une propriété mécanique de la matière composite est décidée par la propriété du renfort, la propriété de la matrice, et la condition de combinaison du renfort et de la matrice. Et la propriété du composite est également liée à l' orientation de la fibre de renfort. La propriété du composite fibre de carbone-carbure est décidée par l'uniformité de la matrice de carbure, le changement de phase, la structure de cristal, la taille de grain, la pureté de la matière, et l' existence de pore d' air, et de fissure. La matière SiC forme une couche anti-oxydation par réaction avec l'oxygène à haute température, conserve sa dureté jusqu'à la température de 1700 C, et son coefficient de dilatation thermique est pratiquement le méme que celui de la fibre de carbone. Une liaison covalente du carbone et du carbure a pour avantage de maintenir la stabilité de structure de cristal à haute température pendant une longue durée en limitant la réaction chimique avec d'autres composés. La présente invention prévoit un procédé à un seul cycle de traitement comprenant un traitement thermique à haute température et une infiltration d'une préforme comprenant du carbone, un procédé de traitement de surface destiné à empêcher un produit de réaction de se former sur la surface de la matière et un procédé de traitement thermique à haute température qui commande le changement de forme, former une structure réticulaire à 3 dimensions commandant la résction chimique de la fibre de carbone et du silicium métallique liquide, et éteindre le silicium métallique n'ayant pas réagi qui reste à l'intérieur et forme la couche dAposAe d'anti-oxydation sur la suface en utilisant une raction chimique en phase vapeur (CVR), qui est nAcessaire pour le processus de fabrication du
composite C/SiC.
Selon la prAsente invention, le processus de fabrication de C/SiC, qui est utilisA afin d' augmenter le rendement d'une tuyre de missile, d'un moteur d'avion supersonique, d'une soupape utilise dans un environnement haute tempArature, d'une centrale nuclaire, peut atre simplifiA et la fonction de rAsistance au feu, rAsistance l'oxydation et structure. De plus, la dure et le coOt de fabrication peuvent Atre fortement rAduits comparAs au procAdA conventionnel d' infiltration chYmique en phase vapeur (CVI). Et le rAsultat des essais de rsistance thermique qui sont dAcrits plus tard montre qu'il a une
bonne reproductibilit6.
Les dessins annexs, qui sont inclus afin de procurer une meilleure comprhension de l' invention et sont incorporAs dans et constituent une partie de cette
description, illustrent des formes de ralisation de
l' invention et servent avec la description expliquer les
principes de l' invention.
Dans les dessins: La figure 1 est une vue montrant une forme de ralisation d'un processus de fabrication du composite C/SiC selon la prAsente invention; La figure 2 est un schAma de modAle montrant une couche de prAforme en tissu; Les figures 3a, 3b et 3c montre une prAforme en toile 2 dimensions et 3 dimensions respectivement; La figure 4 est un schma de modAle de structure fine du composite C/SiC selon la prAsente invention;
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La figure 5 est une photomicrographie électronique de la structure fine du composite C/SiC selon la présente invention; La figure 6 est une photomicrographie électronique de structure fine du composite C/SiC selon la présente invention après un test de résistance à l' ablation à haute température; La figure 7 est une photographie montrant la structure fine du composite C/SiC de la présente invention après exposition directe à une flamme à haute température; et La figure 8 est une courbe de changement de pression mesurée sur le composite C/SiC de la présente invention appliqué à un test de combustion en utilisant un
carburant propulseur solide.
La présente invention va être expliquée plus en détail ci-après en se référant à la figure 1 montrant une forme de réalisation d' un processus de fabrication d' un composite C/SiC selon la présente invention. Comme cela est représenté, la figure 1 comprend des étapes sélectives, et
l'ordre du processus peut être modifié.
A. Fabrication de la préforme carbone/phénolique Ce processus couvre les étapes 1 à 4 de la figure 1. La préforme en 2 et 3 dimensions (figures 3a à 3c) est fabriquée par le procédé d'enroulement de bande, de dépôt en développante, de bobinage de filament, de moulage à la presse avec une matière préimprégnce carbone/phénolique (figure 2) utilisant des fibres de carbone du type PAN et du type poix. La préforme est conçue, empilée et formée à 150 à 200 % d'épaisseur et 120 à 150 % de longueur comparce à la préforme souhaitée en considérant la contraction dans le processus de carbonisation et traitement thermique. Dans le cas de l'enroulement de bande, afin de minimiser la contrainte résiduelle et le plissement, un procédé à
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l'envers est utilisé. Dans le cas de bobinage de filament, le rendement de carbonisation est augmenté en ajustant la teneur en résine afin d'être à 50%. Si la structure a une forme en T ou en L, un procédé d'aiguilletage ou de tissage utilisant des fibres et une toile sert à fabriquer la forme, et la résine est ensuite infiltrce et durcie en utilisant le procédé de moulage à transfert de résine
(RTM).
B. Processus de carbonisation et de traitement thermique à haute température du produit durci Ce processus couvre les étapes 5 à 7 sur la figure 1. L'intervalle de traitement thermique doit être modifié en se référant à la formation et à la matière utilisées, et le traitement thermique est réalisé afin d' augmenter le rendement et afin d'obtenir une endurance aux chocs thermiques lorsque le processus de frittage est réalisé avec le siliclum métallique. Le craquage thermique est réalisé en premier, et le gaz de réaction obtenu par le craquage thermique augmente la pression de sorte que le craquage est réalisé à l'intérieur de la matière. Afin de libérer en douceur le gaz de réaction et empêcher l'oxydation de la préforme, la préforme est placce dans une boîte en graphite avec un trou fabriqué spécialement pour le processus de carbonisation et de traitement thermique, et la boîte est remplie avec de la poudre de graphite de telle sorte que l'oxygène ne peut être inséré selon la présente invention. De même, afin de garantir une libération en douceur du gaz de réaction, dans le cas o le produit fabriqué est d'une forme rectangulaire avec une épaisseur de 40 mm, des trous (3a, figure 3a) de 0,5 à 1,5 mm de diamètre sont percés avec un intervalle de 5 à 20 mm le long de la périphérie du rectangle, et le trou traverse le rectangle ou est profond de plus de 50 % de la profondeur du rectangle. Ou dans le cas o le produit
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fabriqué a une forme cylindrique de 40 mm d'épaisseur, des trous de 0,5 à 1,5 mm de diamètre sont percés à un intervalle de 5 à 20 mm le long de la périphérie du cylindre, et le trou traverse le cylindre ou est profond de plus de 60 % de la profondeur du cylindre. L'aLmosphère de carbonisation doit être maintenue sous forme d'une aLmosphère inerte, de manière souhaitable, et de l'hélium, de l'argon et de l'hydrogène gazeux est utilisé. Et afin d'empêcher l'oxydation provoquée par la diffusion de l'air, de la poudre de graphite est tassée sur la surface de la matière jusqu'à plus de 30 mm d'épaisseur. La vitesse d' augmentation de température est maintenue à 2 C par minute jusqu'à ce que la température soit de 300 C, et à la température de 300 C, la température est maintenue au moins une heure. La vitesse d' augmentation de température est maintenue à 1 C par minute jusqu'à ce que la température atteigne 680 C, qui est supposée être la température de craquage thermique maximale de la résine phénolique, et lorsque la température atteint 700 C, la température est maintenue au moins 2 heures. Et la vitesse est maintenue à 1 C par minute jusqu'à ce que la température atteigne 800 C, o le craquage est pratiquement terminé, et une température constante est maintenue pendant deux heures à 800 C. La température augmente à 5 C par minute jusqu'à 1000 C, et est maintenue pendant une heure à 1000 C. Et la vitesse d' augmentation de température est de 3 C par minute jusqu'à 1500 C, et une température constante est maintenue à 1500 C. La vitesse est augmentée de 5 C par minute jusqu'à ce que la température atteigne 2300 C qui est la température de traitement thermique finale, et lorsque la température atteint 2300 C, la température est maintenue au moins pendant 4 heures. Une fois que le processus de carbonisation et de traitement thermique est terminé, le bloc est refroidi naturellement. Le bloc terminé sur le
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plan du processus de garbonisation et de traitement thermique est fabriqu prcisAment de telle sote que la
tolArance de fabrication est de 0, 2 o,4 mm.
C. R6action d' infiltration et frittage du silicium mAtallique liquide Ce processus couvre l'Atape 9 de la figure 1. Une structure rticulaire 3D est forme une fois que la raction est termine comme cela est reprAsent sur la figure 4. Si le siliclum mAtallique devient du carbure de silicium par raction avec le produit carbonis6, le volume est accru compar celui de la raction de p-frittage, et la contrainte provoque par l' augmentation de volume peut tre applique sur le pore d' air l'intArieur du poduit. cause de cela, un pore d' air suffisant doit tre ralisA 5 10 de plus que ce qui est nAcessaire par l'intermAdiaire du traitement thermique avant que
l' infiltration du silicium mAtallique soit ralise.
L' infiltration et le frittage du produit carbonisA par traitement thermique est ralisA en 1) fizant du silicium mAtallique mAlang avec le complAment sur la surface du bloc et en augmentant la tempArature; 2) en enveloppant le bloc complet avec de la poudre de silicium mAtallique et en augmentant la tempArature; et 3) en plagant le bloc dans du silicium mAtallique liquide haute
temprature fondu dans une autre cuve au pralable.
Du fait que le Si en fusion rend la surface du carbone mouille, la raction est ralise rapidement dans un premier stade et la majeure partie de la couche de SiC est forme ce stade, et cette couche empche la diffusion de Si et C. La tempArature de frittage peut Atre modifie de 1400 C 1800 C en fonction du type de fibre de carbone utilise pour fabriquer la prAforme. Si la fibre de carbone est du T300 du tYpe PAN, le frittage est ralisA la tempArature de lSOO'C 1800 C, et si la fibre de carbone
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est du type poix, le processus de frittage est réalisé à 1700 C à 1800 C. Le silicium métallique utilisé dans le frittage est un cristal unique de grande pureté de 98 à 99,9 % de pureté, 110 à 120 % en poids comparé à celui du produit carbonisé. La taille du produit dans le four de frittage est pratiquement la même que celle du produit final, et par conséquent, les composants générés sur la surface extérieure du produit du fait de l' absence de réaction doivent être enlevés. Ceci peut être enlevé en déposant le composé BN sur la surface de la pièce d'essai traitée thermiquement. C'est-à-dire qu'une suspension composée de 70 à 80 % de BN, de 10 à 20 % d'acétone, et de O à 10 % d'eau est déposce sur la surface avec une brosse et séchée à l'air. La couche de BN formée sur la surface de la matière s'écoule le long de la surface lorsque le silicium métallique devient un métal liquide, et elle rébuit la difficulté de seconde fabrication nocessitée
après le frittage.
La période de maintien de température de frittage doit être ajustée par la forme de la préforme et la matière utilisée, et dans le cas de la préforme rectangulaire de 40 mm d'épaisseur et de 100 mm de large, qui se compose de fibres de carbone T300, la période de maintien de température de frittage est en dessous de 3 heures à la température de 1700 C. La vitesse d' augmentation de température est modifiée en fonction du type d'élément de chauffage, mais il n'y a pas de limite de vitesse à la température en dessous de 1000 C, et la vitesse d' augmentation de température est de 10 C par minute jusqu'à ce que la température atteigne 1400 C, à laquelle le silicTum métallique fond, et on maintient la température pendant une demi-heure. Jusqu'à ce que la température atteigne 1700 C, la vitesse est de 20 C par minute, et la température est maintenue pendant 3 heures à 1700 C, après
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quoi la température du four de traitement thermique doit être abaissée. Si la densité apparente de la matière est en dessous de 2,1 g/cm3, le processus de réaction de frittage doit être réalisé une nouvelle fois. Toutefois, la température de frittage du deuxième processus de frittage est plus élevée que celle du premier processus de frittage de 20 C, afin de réagencer la répartition des pores d' air intérieurs. La structure fine de la matière frittée est représentée sur la figure 5, la partie blanche de la figure étant du SiC formé par le produit de résction carbonisé avec le silicium métallique, et la partie noire
représentant un paquet de fibres de carbone.
D. Traitement thermique final et formation d'une couche anti-oxydation Ce procédé couvre les étapes 10 à 12 sur la figure 1. Aussi bonne que soit la condition d' infiltration, tous les pores d' air formés à l'intérieur et à l'extérieur de la matière peuvent être enlevés. Les pores d' air formés à l'intérieur sont enlevés par un deuxième procédé de frittage. Et les pores d' air formés à l'extérieur sont enlevés en admettant du SiO2 dans la phase gaz et en faisant réagir du carbone et du silicium métallique qui restent sans avoir réagit, de façon à former la couche de carbure de silicium (réaction chimique en phase vapeur, CVR). Des composés, qui sont utilisés dans cette réaction, sont le SiO2 (73 % en poids), le SiC (18 % en poids), et C (9 % en poids). La température de réaction est de 1500 C au
maximum, la durée de résction est de 12 heures.
Un meulage de surface est réalisé afin d' augmenter la rugosité de surface. Si la matière se compose de SiC, qui a un degré élevé de dureté, une meule en diamant doit être utilisoe. L'appareil d'enroulement général est utilisé dans le cas d'une surface plane, mais dans le cas de la matière présentant un arc de cercle et
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une courbe, un gabarit (barre de meulage) doit être fabriqué en premier, et du diamant est déposé sur cette barre de meulage. Ce processus de meulage est appliqué à l'origine sur le produit terminé. Toutefois, du fait que le processus CVR est modifié par la rugosité de surface de la matière, le processus de meulage doit être réalisé avant le
processus CVR.
La présente invention va maintenant être décrite dans ce qui suit en se référant à des formes de réali sat ion
mises en oeuvre.
Première forme de réalisation.
La préforme carbone phénolique a été découpée à une largeur de 100 mm et a été formée comme une boîte rectangulaire avec une épaisseur de 60 mm en utilisant le processus de moulage à la presse. Afin de durcir le produit, il a été maintenu lui-même à la température de C pendant quatre heures, et chanffé à la vitesse de 1 C
par minute jusqu'à ce que la température atteigne 200 C.
Ensuite, il a été maintenu à la température de 200 C pendant 12 heures, et refroidi en dessous de la température de 50 C pendant 5 heures. Et des trous de 1 mm de diamètre et de 40 mm de profondeur ont été percés au milieu du produit avec un intervalle de 40 mm. La durée du traitement thermique comprenant le processus de carbonisation était la suivante. Pour commencer, le produit a été maintenu à la température de 300 C au moins pendant 1 heure, chauffé à la vitesse de 1 C par minute jusqu'à ce que la température atteigne 680 C, maintenu au moins pendant 2 heures lorsque la température a atteint 700 C, et maintenu de nouveau à la vitesse de 1 C par minute jusqu'à ce que la température atteigne 800 C, et lorsque la température a atteint 800 C, le produit est carbonisé tout en étant maintenu pendant 2 heures dans le premier four. Ensuite, le produita été déplacé vers le deuxième four, chauffé à la vitesse de 5 C
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par minute jusqu'à ce que la température atteigne 1000 C et maintenu à 1000 C pendant une heure, et chauffé à la vitesse de 3 C par minute jusqu'à ce que la température atteigne 1500 C et maintenu à 1500 C pendant 1 heure. Après cela, le produit a été déplacé vers le troisième four et le
traitement thermique à haute température a été réalisé.
C'est-à-dire que la température a augmenté à la vitesse de C par minute jusqu'à 2300 C et la température a été maintenue au moins 4 heures lorsque la température a atteint 2300 C. Une fois que la carbonisation et le traitement thermique ont été terminés, le produit a été refroidi à la température ambLante. Le produit est fabriqué précisément de telle sorte que la tolérance de fabrication
est de 0,2 mm à 0,4 mm en fonction des buts d'utilisation.
Le processus de frittage a été réalisé à la température de 1730 C, et un cristal unique de métal de grande pureté de 800 g à 99,9 % de pureté a été utilisé pour le frittage. BN a été déposé sur la surface du produit carbonisé sur environ 0,5 mm de large. Le produit a alors été séché dans une atmosphère à 23 C. La réaction de frittage a été poursuivie pendant 3 heures et la densité du fluide de glycérine après frittage était de 2,2 g/cm3. Afin de résister à l'oxydation et enlever le silicium métallique en surplus, du réactif a été tassé autour du produit fini, et la réaction CVR a été réalisée pendant 5 heures dans un four de traitement thermique à haute température à la température de 2500 C. La densité du produit final était de 2,1 g/cm3 et afin d' augmenter la rugosité de surface, le produit a été meulé par la meule revêtue avec du diamant artificiel. Les composants de col de tuyère ont été utilisés afin de tester la résistance thermique et la résistance à l' ablation, et la pression de résation était de 37,67 105 Pa en moyenne, la température du tube de combustion était de 3200 K, et la durée de combustion était
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de 20 secondes. La pression dans la chambre de détente était difficilement modifiée, et le diamètre du col de tuyère était également difficilement modifié. Le résultat montre que le produit peut être utilisé dans le moteur liquide pour la combustion pendant une longue durée. Dans l'essai de col de tuyère, o la pression du tube de combustion est de 20,55 105 Pa, en utilisant le carburant de propulsion solide, le coefficient d' ablation était de 1,87 x 10-4 (mm12/sec/psi08) (1 psi = 6849,7 Pa), et le résultat est pratiquement le même que celui du composite carbone/carbone d'une densité de 1,8 g/cm3. La figure 6 montre la structure fine d'une pièce d'essai, qui est exposée directement dans la flamme, et est divisée en deux parties, la partie à craquage thermique 6a et la partie sans réaction 6b. Comme cela est représenté sur la figure 7 qui est un agrandissement de la partie à craquage thermique 6a, le faisceau de fibres de carbone utilisé comme renfort conserve sa forme telle qu'elle était. Toutefois, une forme en gouLte contenant l'ingrédient silice, qui est la couche déposée de SiC durcie formoe sur l'extérieur de la fibre de carbone 7a une fois qu'elle est fondue par la chaleur, est représentée. Comme cela est représenté dans la courbe de pression de la figure 8 qui est obtenue dans l'essai de combustion en utilisant le propulseur solide, la fonction du composite C/SiC utilisé comme col de tuyère a 95 % de la
fonction du graphite.
Deuxième forme de réalisation.
300 pièces de préforme carbone/phénolique sont découpées afin de toutes avoir le même dessin l'une par rapport à l'autre, et sont empilées dans un moule métallique en utilisant un procédé d'empilage en développante. Lorsque la préforme est empilée, la suspension composée de BN et de poudre de noir de carbone est appliquée sur la préforme tout en chauffant. La
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longueur de la préforme fabriquée est de 150 mm, le diamètre extérieur maximum est de 150 mm, et le diamètre extérieur minimum est de 70 mm. La préforme est totalement durcie dans un autoclave en utilisant la chaleur et la pression. Après le durcissement, la préforme est maintenue à la température de 140 C pendant 5 heures, et la température est augmentée à 1 C par minute jusqu'à ce que la température atteigne 200 C. La température est maintenue pendant 12 heures à 200 C, et la préforme est refroidie pendant 5 heures à la température en dessous de 50 C. Des trous de 1 mm de diamètre sont percés à au moins 30 mm d'intervalle dans la direction de la circonférence et verticalement sur la surface extérieure sur les parties qui ont une épaisseur supérieure à 50 mm. De plus, des trous avec un diamètre de 1,5 mm et une profondeur de 10 mm sont percés à un intervalle de 20 mm dans le sens de la longueur. La condition de carbonisation et de traitement
thermique est la même que la première forme de réalisation.
Toutefois, afin de libérer le gaz de craquage thermique à l'extérieur de la matière d'une manière suffisante, la vitesse d' augmentation de température est de 1 C/min entre la température de 300 C et 700 C o le craquage thermique apparaît le plus. Et afin d' augmenter la vitesse de cristallisation du produit carbonisé qui est fabriqué par carbonisation de la résine phénolique, la température est maintenue pendant 5 heures à une température de traitement thermique maximisée de 2500 C. Le processus de frittage est réalisé de la même manière qu'avec la première forme de réalisation, et le frittage est maintenu pendant 7 heures en ce qui concerne la résction du noir de carbone et le silicium métallique liquide. Le BN protège la fibre de carbone de l'attaque du silicTum métallique liquide pendant le processus de frittage. La ténacité est augmentée de plus
de 20 % comparée à celle qui ntutilise pas BN.
TroisiAme forme de 4alisation.
Un composA de sAparation a At dAposA su la suface du premier mandrin mAtallique, et le mandrin mAtallique a At enroulA en forme de cne avec un diamtre extArieur maximum de lSQ mm, un diamAtre extArieur minimum de 1QQ mm, et une Apaisseur de 1Q mm en utilisant une bande prAimprAgne ou un paquet de fibres infiltrAs aU pralable de rAsine phAnolique. Le prAimprAgnA utilisA se composait de 7Q en poids de fibres et 3Q en poids de rAsine. Une 1Q fois que l'empilage est terminA, le prAimprAgnA est durci pendant 2 heures la tempArature de 8Q"C, 2 heures C, et 3 heures 150 C dans un four vent chaud convection force. Le post-durcissement est ralisA en utilisant le procAdA utilisA dans la premiAre forme de ralisation. La carbonisation et le traitement thermique sont raliss en utilisant le procAdA utilisA dans la premiAre forme de ralisation. Et le frittage, le
traitement thermique final et la formation de couche anti-
oxydation sont raliss Agalement en utilisant le procdA utilisA dans la premiAre forme de rAalisation. La densit
du produit final est de 2,3 g/cm3.
Quatrime forme de ralisation Le prAimprgnA carbone/phAnolique est dAcoupA mm de large, et un angle de 45 par rapport la direction de chalne, de sorte qu'une bande continue est ralise La bande est stratifie sur un moule en charbon actif inclinA 3D , et dans le mme temps, une certaine tAnacit est applique sur la bande en continu. Le durcissement, le postdurcissement, la carbonisation, le traitement thermique et le frittage sont raliss en utiliant le procAdA utilis dans la deuxiAme forme de ralisation, et le revtement anti-oxydation est ralisA par le procAdA de la premiAre forme de rAalisation. La densit du produit final est de 2,2 g/cm3. Le pAimprAgnA est exposé à la torche oxygène-acéCylène d'une température de 1800 C pendant 10 minutes pour un essai de résistance thermique et de résistance à l'oxydation. Sur la surface qui était directement exposée à la flamme, de la poudre de silice blanche formoe par oxydation du carbure de silicium est formée. Et le poids du préimprégné est difficilement modifié. Des fissures ne sont pas présentées ni à
l'intérieur ni à l'extérieur.
Cinquième forme de réalisation Une toile de carbone (satin à 8 fils, armure unie) est empilée jusqu'à 200 mm de haut en étant revêtue avec le nitrure de bore (BN) dans un gabarit de boîte rectangulaire fabriqué en graphite. Le renfort correspondant à l' axe Z est cousu en utilisant une fibre de carbone (ou de quarEz, de silice ou de tungstène) à un intervalle de 5 mm. La préforme est pressée et fixce de telle sorte que la densité minimum est supérieure à 1,5 gramme/cm3. Et la préforme est infiltrée et amenée dans l'état d'étage B dans le four d' infiltration, afin que la préforme se compose de 30 % en poids de résine phénolique, % en poids de poudre de carbure de silicium, et 60 % en poids de fibres de carbone. La préforme est pressée par la presse de 1000 tonnes et est appliquce pendant la durce de température appliquée dans la première forme de réalisation. Le post-durcissement, la carbonisation, le traitement thermique et le frittage sont réalisés en
utilisant le procédé de la deuxième forme de réalisation.
Et la couche anti-oxydation est déposée par le procédé dans la première forme de réalisation. La densité de produit
final est de 2,3 g/cm3.
Selon la présente invention, le processus de fabrication de C/SiC, qui est fabriqué dans tous les pays développés en tant que matière destince à améliorer le rendement de tuyère de missile, de moteur d'avion
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supersonique, de soupape à haute temperature et de centrale nucléaire peut être simplifié. Et la résistance thermique, la fonction de résistance à l'oxydation et la fonction structurelle sont satisfaites avec le procédé de fabrication selon la présente invention. De plus, le temps et le coût de fabrication peuvent être fortement rébuits comparés à ceux du procédé conventionnel et une matière composite avec une résistance thermique élevée peut être procurée.
Claims (10)
1. Procédé de fabrication d'un composite carbone/carbure de silicium, caractérisé en ce qu'il comporte les étapes consistant à: 1) durcir une préforme carbone/phénolique empilée; 2) carboniser la résine phénolique et traiter thermiquement la préforme jusqu'à ce que la température atteigne 2300 C; 3) infiltrer et fritter du silicium métallique liquide entre la température de 1400 C et 1800 C; et 4) admettre un composé comprenant SiO2 en phase gaz et traiter à très haute température le composé tout en formant une couche ant i -oxydat ion sur la surface dans la plage de
température de 2000 C à 2700 C.
2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que la préforme carbone/phénolique est une des préformes fabriquées par moulage à la presse, par compression interne et externe dans un enroulement de bande, à 3 dimensions fabriquée par couture de toiles à 2 dimensions avec une fibre à résistance thermique, ou par un procédé
d'enroulement en développante.
3. Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce que la fibre utilisoe pour la couture est une fibre de carbone, une fibre de quartz, une fibre de silice ou un fil
de tungstène.
4. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que la carbonisation, le traitement thermique et le
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traitement à très haute température sont réalisés en même
temps dans l'étape 2), et l'étape 4) n'est pas réalisce.
5. Procédé selon la revendication 1 ou la revendication 4, caractérisé en ce qu'un passage d'évacuation des gaz de dissolution est réalisé en faisant
des trous sur la pièce d'essai durcie à l'étape 2).
6. Procédé selon la revendication 5, caractérisé en ce que le passage d'évacuation est fabriqué en réalisant des trous de 0,5 mm à 1,5 mm de diamètre avec un intervalle de 5 mm à 20 mm si la pièce d'essai durcie est une boîte de
forme rectangulaire.
7. Procédé selon la revendication 5, caractérisé en ce que le passage d'évacuation est fabriqué en faisant des trous de 0,5 mm à 1,5 mm de diamètre avec un intervalle de mm à 20 mm si la pièce d'essai durcie est d'une forme
cylindrique creuse.
8. Procédé selon la revendication 1 ou la revendication 4, caractérisé en ce que de la poudre de graphite et de coke sont placées dans une boîte de graphite avec un trou et enveloppent toute la surface de la pièce d'essai jusqu'à une épaisseur de 1,5 fois l'épaisseur maximum de la pièce d'essai lorsque la carbonisation et le
traitement thermique sont réalisés à l'étape 2).
9. Procédé selon la revendication 1 ou la revendication 4, caractérisé en ce que du silicium métallique de grande pureté de 98 % à 99,9 % de pureté de silicium est utilisé à 110 % à 130 % en poids comparé à
celui du produit carbonisé.
10. Procédé selon la revendication 1 ou la revindication 4, caractérisé en ce qu'il comporte une étape de dépôt de composé de nitrure de bore composé de 70 à 80 % de EN, 10 à 20 % d'acétone, et 0 à 10 % d'eau sur la surface de la pièce d'essai une fois que l'étape 3) est
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Families Citing this family (17)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6749937B2 (en) * | 2002-03-19 | 2004-06-15 | Honeywell International Inc. | Melt-infiltrated pitch-pan preforms |
| FR2869609B1 (fr) * | 2004-05-03 | 2006-07-28 | Snecma Propulsion Solide Sa | Procede de fabrication d'une piece en materiau composite thermostructural |
| GB2428671B (en) | 2005-07-29 | 2011-08-31 | Surface Transforms Plc | Method for the manufacture of carbon fibre-reinforced ceramic brake or clutch disks |
| KR100727639B1 (ko) * | 2005-09-05 | 2007-06-13 | 경남대학교 산학협력단 | 탄소/탄소 복합체의 내산화성 다층 코팅막 및 그 제조방법 |
| KR100756053B1 (ko) * | 2005-12-27 | 2007-09-07 | 강석환 | 면상 발열체용 탄소섬유의 제조법 |
| US8324515B2 (en) | 2007-10-16 | 2012-12-04 | Honeywell International Inc. | Housings for electronic components |
| US7869216B2 (en) | 2008-08-25 | 2011-01-11 | Honeywell International Inc. | Composite avionics chassis |
| JP5678332B2 (ja) * | 2009-09-04 | 2015-03-04 | 東洋炭素株式会社 | セラミックス炭素複合材及びその製造方法並びにセラミックス被覆セラミックス炭素複合材及びその製造方法 |
| FI20105048A (fi) * | 2010-01-21 | 2011-07-22 | Runtech Systems Oy | Menetelmä radiaalikompressorin juoksupyörän valmistamiseksi |
| US10478996B1 (en) * | 2015-12-30 | 2019-11-19 | Lancer Systems L.P. | Method of making ceramic composite bearings |
| CN106007760B (zh) * | 2016-05-13 | 2019-02-15 | 湖北三江航天江北机械工程有限公司 | 双基体复合陶瓷天线罩罩体及其制备方法 |
| CN107779955A (zh) * | 2017-10-30 | 2018-03-09 | 中国电子科技集团公司第四十六研究所 | 一种碳化硅晶体生长炉的高寿命保温系统 |
| CN108178633B (zh) * | 2018-01-24 | 2021-08-17 | 湖南屹林材料技术有限公司 | 一种中低速磁悬浮列车用滑撬体材料及其制备方法 |
| CN111058087A (zh) * | 2020-01-12 | 2020-04-24 | 陕西美兰德炭素有限责任公司 | 一种用于单晶硅炉重复加料的碳/碳化硅复合材料加料筒 |
| CN111548166A (zh) * | 2020-05-14 | 2020-08-18 | 湖南太子新材料科技有限公司 | 一种碳化硅预制件的烧结方法及铝碳化硅板的制备方法 |
| WO2022150184A2 (fr) * | 2020-12-18 | 2022-07-14 | The Regents Of The University Of California | Synthèse à médiation par vapeur de matrices de carbure de silicium pour composites à matrice céramique par infiltration par fusion réactive |
| KR102400035B1 (ko) * | 2021-08-04 | 2022-05-20 | 국방과학연구소 | 치구를 이용한 탄소 복합재의 제조방법 |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4238433A (en) * | 1978-12-15 | 1980-12-09 | General Electric Company | Method of making molten silicon infiltration reaction products |
| JPH0252777A (ja) * | 1988-08-17 | 1990-02-22 | Fuji Photo Film Co Ltd | 記録装置 |
| JPH03252362A (ja) * | 1990-03-02 | 1991-11-11 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 耐酸化性を有する炭素繊維強化炭素複合材およびその製造法 |
Family Cites Families (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5939767A (ja) * | 1982-07-28 | 1984-03-05 | 日立化成工業株式会社 | 炭化珪素−炭素複合材料の製造装置 |
| JP3153518B2 (ja) * | 1989-12-28 | 2001-04-09 | 花王株式会社 | 炭化ケイ素炭素複合セラミックス |
| US5422322A (en) | 1993-02-10 | 1995-06-06 | The Stackpole Corporation | Dense, self-sintered silicon carbide/carbon-graphite composite and process for producing same |
| FR2707287B1 (fr) * | 1993-07-05 | 1995-10-06 | Europ Propulsion | Procédé de fabrication d'une pièce en matériau composite comprenant un renfort fibreux consolidé par voie liquide. |
| DE4400131A1 (de) * | 1994-01-05 | 1995-07-06 | Hoechst Ceram Tec Ag | Verfahren zum Herstellen von keramischen Bauteilen aus Siliziumcarbid |
| KR0145784B1 (ko) * | 1994-11-01 | 1998-08-17 | 유현식 | 열경화성 수지계 탄소단섬유 프리프레그 제조 및 이를 이용한 탄소단섬유강화 탄소복합재료 제조방법 |
| JPH08151267A (ja) * | 1994-11-25 | 1996-06-11 | Toshiba Ceramics Co Ltd | 炭化珪素−炭素焼結体及び炭化珪素−シリコン複合材料の製造方法 |
| JPH0952777A (ja) | 1995-08-10 | 1997-02-25 | Tokai Carbon Co Ltd | 耐酸化性ｃ／ｃ複合材の製造方法 |
| US5968653A (en) | 1996-01-11 | 1999-10-19 | The Morgan Crucible Company, Plc | Carbon-graphite/silicon carbide composite article |
| US6024898A (en) * | 1996-12-30 | 2000-02-15 | General Electric Company | Article and method for making complex shaped preform and silicon carbide composite by melt infiltration |
-
2001
- 2001-02-12 KR KR10-2001-0006790A patent/KR100417161B1/ko active IP Right Grant
-
2002
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- 2002-02-12 FR FR0201682A patent/FR2820737B1/fr not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4238433A (en) * | 1978-12-15 | 1980-12-09 | General Electric Company | Method of making molten silicon infiltration reaction products |
| JPH0252777A (ja) * | 1988-08-17 | 1990-02-22 | Fuji Photo Film Co Ltd | 記録装置 |
| JPH03252362A (ja) * | 1990-03-02 | 1991-11-11 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 耐酸化性を有する炭素繊維強化炭素複合材およびその製造法 |
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| PATENT ABSTRACTS OF JAPAN vol. 0160, no. 49 (C - 0908) 7 February 1992 (1992-02-07) * |
| PATENT ABSTRACTS OF JAPAN vol. 1997, no. 06 30 June 1997 (1997-06-30) * |
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